Коэффициент подъемной силы при посадке

Обновлено: 05.10.2024

В механике жидкости , то коэффициент подъемной силы представляет собой число безразмерная , что позволяет вычислить его подъемной силы , составной частью аэродинамических сил , действующих на объект , когда он движется в воздухе (или в другой среде) и является частью семейства аэродинамических коэффициентов . Значение этого числа зависит от формы и положения объекта относительно текучей среды, характеристик текучей среды ( чисел Фруды , число Маха ).

Чаще всего этим термином обозначают коэффициент вертикальной подъемной силы C _z ; используется в аэродинамике ( механика полета ) и гидродинамике.

Резюме

Общий

Действительно, когда крыло (или любое другое тело) подвергается воздействию относительного ветра (либо потому, что оно движется в воздухе (реальный случай), либо потому, что воздух обтекает его), на это крыло действует так называемая аэродинамическая сила. Эта сила обычно разлагается по направлению относительного ветра; параллельная составляющая называется сопротивлением, перпендикулярная составляющая - подъемной силой. Таким образом, подъемник является вертикальным только в горизонтальном полете. Она зависит:

среда, в которой происходит перемещение;
скорость передвижения;
размер и форма крыла / объекта.

Количественно подъемная сила выражается следующим образом:

В проекции на вертикальную ось (z) или на горизонтальную ось, перпендикулярную движению (y), можно получить коэффициент вертикальной подъемной силы и коэффициент боковой подъемной силы . ПРОТИВ z \,> ПРОТИВ y \,>

Коэффициент подъема

В механике жидкости это безразмерное число, которое количественно определяет несущую способность поверхности. Подъемник не обязательно должен быть вертикальным (в отличие от силы тяжести); она перпендикулярна скорости.

Это отношение подъемной силы F _z к произведению динамического давления q на поверхность S:

Значения

в аэродинамике, С _г из крыла составляет около 0,3 до 0,7 в крейсерском полете, и может достигать 2,3 до 2,7 с системами высокого подъема (рейки, щелевые закрылки) самолетов. линия.

в гидродинамике, С _г из фольги (погружена крыла) составляет около 0,3 до 0,7 на крейсерской скорости.

Коэффициент бокового подъема

Коэффициент боковой подъемной силы определяет поперечные силы и моменты (момент рыскания ) аэродина; он обозначается C _y . Он выражает аэродинамическую силу, создаваемую в поперечном направлении движущимся в воздухе объектом: фюзеляжем самолета при заносе или боковым рулем направления ( руль направления , закрылки направления вертикального стабилизатора ).

Это отношение подъемной силы F _y к произведению динамического давления q на поверхность S:

ПРОТИВ y знак равно F y q × S = > >> с S: опорная поверхность (поверхность, проецируемая в плоскости xz для фюзеляжа или руля направления)

Самолет – летательный аппарат, который во много раз тяжелее воздуха. Для того чтобы он летал, нужна совокупность нескольких условий. Важно чтобы сочетался правильный угол атаки с множеством различных факторов.

Почему он летает

Вам будет интересно: Полное внутреннее отражение света: описание, условия и законы

На процесс влияет высота полета самолета, а разгоняют его двигатели. Сгорая, керосин провоцирует выброс газа, который вырывается с огромной силой. Винтовые двигатели поднимают летательный аппарат вверх.

Об угле

Еще в 19 веке исследователями было доказано, что подходящим углом атаки является показатель в 2-9 градусов. Если же он окажется меньше, то сопротивления будет мало. В то же время расчеты подъемной силы показывают, что показатель будет маленьким.

Если же угол окажется круче, то сопротивление станет большим, и это превратит крылья в паруса.

Один из самых главных критериев в самолете – отношение подъемной силы к сопротивлению. Это аэродинамическое качество, и чем оно больше, тем меньше энергии потребуется самолету при полете.

О подъемной силе

Вам будет интересно: Аномалии воды и их характеристика

Подъемная сила является составляющей аэродинамической силы, она перпендикулярна вектору движения самолета в потоке и возникает из-за того, что поток обтекает аппарат несимметрично. Формула подъемной силы выглядит так.

Как возникает подъемная сила

В нынешних летательных аппаратах крылья – это статичная конструкция. Она сама не создаст подъемной силы. Поднятие тяжелой машины вверх возможно благодаря постепенному разгону для набора высоты полета самолета. В таком случае крылья, которые ставятся под острым углом к потоку, формируют разное давление. Оно становится меньше над конструкцией и увеличивается под ней.

И благодаря разнице в давлении, по сути, и возникает аэродинамическая сила, набирается высота. Какие показатели представлены в формуле подъемной силы? Используется несимметричный профиль крыла. На данный момент угол атаки не бывает больше 3-5 градусов. И этого хватает для того, чтобы современные летательные аппараты взлетали.

С момента создания первых летательных аппаратов конструкция их была в значительной мере изменена. На данный момент крылья обладают несимметричным профилем, верхний металлический их лист выпуклый.

Нижние листы конструкции ровные. Это сделано для того, чтобы потоки воздуха проходили без особых препятствий. По сути, формула подъемной силы на практике реализуется таким образом: верхние потоки воздуха проходят долгую дорогу благодаря выпуклости крыльев по сравнению с нижними. А воздух за пластиной остается в том же количестве. В итоге верхний воздушный поток продвигается быстрее, и там образуется область с более низким давлением.

Разница в показателях давления над крыльями и под ними вместе с работой двигателей и ведет к набору нужной высоты. При этом важно, чтобы угол атаки был в норме. В противном случае подъемная сила будет падать.

Чем скорость у аппарата больше, тем, согласно формуле подъемной силы, показатель последней больше. Если же скорость сравнялась с массой, летательный аппарат переходит в горизонтальное направление. Скорость создается работой двигателей летательных аппаратов. А если давление над крылом упало, это видно сразу невооруженным глазом.

Если самолет маневрирует внезапно, то над крылом появляется белая струя. Это конденсат водяного пара, который образуется из-за того, что давление падает.

О коэффициенте

Коэффициент подъемной силы является безразмерной величиной. Она напрямую зависит от формы крыльев. Также влияет и угол атаки. Применяют его, рассчитывая подъемную силу, когда известна скорость, плотность воздуха. Зависимость коэффициента от угла атаки отображается наглядно при летных испытаниях.

Об аэродинамических законах

Когда летательный аппарат передвигается, его скорость, другие характеристики движения меняются, как и характеристики воздушных потоков, которые его обтекают. Вместе с тем меняются и спектры обтекания. Это неустановившееся движение.

Чтобы лучше это понять, нужны упрощения. Это в значительной мере упростит вывод, а инженерное значение останется прежним.

Во-первых, рассматривать лучше всего установившееся движение. Имеется в виду, что потоки воздуха не будут меняться со временем.

Во-вторых, лучше принять гипотезу неразрывности среды. То есть в расчет не берутся молекулярные движения воздуха. Воздух рассматривается в качестве неразрывной среды с постоянной плотностью.

В-третьих, лучше принять, что воздух не вязок. Фактически его вязкость равняется нулю, а силы внутреннего трения отсутствуют. То есть из спектра обтекания удаляется пограничный слой, не берется в расчет лобовое сопротивление.

Владение главными аэродинамическими законами позволяет выстроить математические модели того, как летательный аппарат обтекается воздушными потоками. Оно же позволяет вычислить показатель основных сил, которые зависят от того, как распределяется давление по самолету.

Как управляют самолетом

Безусловно, чтобы процесс полета был безопасным и комфортным, одних крыльев и двигателя будет мало. Важно управление многотонной машиной. И очень важна точность руления в процессе взлета и посадки.

У пилотов посадка считается контролируемым падением. В ее процессе происходит значительное снижение скорости, и в итоге машина теряет высоту. Важно чтобы скорость была подобрана максимально точно для обеспечения плавности падения. Именно это приводит к тому, чтобы шасси касались полосы мягко.

На стабилизаторы помещают рули высоты. Чтобы управление двигателем было возможным, у кресел пилотов поместили рычаги. Когда самолет взлетает, их переводят вперед. Взлетный режим означает максимальную тягу. Он нужен для того, чтобы аппарат набрал взлетную скорость.

Если тяжелая машина садится, рычаги отводятся назад. Это является режимом минимальной тяги.

Можно наблюдать, как перед тем как садиться, задние части больших крыльев опускаются вниз. Они называются закрылками и выполняют ряд задач. Когда самолет снижается, выпущенные закрылки притормаживают машину. Это не позволяет ей разгоняться.

Если самолет садится, а скорость не слишком большая, закрылки выполняют задачу создания дополнительной подъемной силы. Тогда высота теряется достаточно плавно. Когда машина взлетает, закрылки способствуют тому, чтобы самолет держался в воздухе.

Заключение

Таким образом, современные самолеты являются настоящими воздушными кораблями. Они автоматизированы, надежны. Их траектории движения, весь полет поддается достаточно подробному расчету.

Рисунок 10.1 Этапы посадки самолета

Рисунок10.2 Схема захода на посадку
Посадка - сложный и ответственный маневр, завершающий полет. Ему предшествуют выход к аэродрому и заход на посадку.

Маневр захода на посадку производится в непосредственной близости к аэродрому и имеет целью подготовку самолета к выполнению посадки. При визуальном заходе на посадку нормальным является движение самолета по прямоугольному маршруту (“коробочке”) (Рисунок 10.2).

Летчик производит предварительный расчет на посадку. На этом этапе должны быть выпущены закрылки (щитки), шасси, установлена необходимая скорость снижения. Затем с определенной высоты летчик переносит взгляд на землю. Начинается выполнение первого этапа посадки - планирования.
Элементы посадки
Планирование – это установившееся движение самолета, необходимое для подвода самолета к земле на безопасной скорости.

Началом посадочного планирования считается момент выхода самолета на безопасную высоту H_без на границе аэродрома. Для пассажирских самолетов эта высота принята 15 м.

Во избежание срыва потока и перехода на критические углы атаки скорость самолета при планировании V_пл должна быть на 15 % больше скорости минимальной V_min с учетом механизации крыла.

При планировании аэродинамическое качество желательно снижать в целях увеличения угла снижения и сокращения горизонтального участка пути.

Угол установившегося планирования определяется по формуле:

Поэтому длина L_пл= H_безК.

Предпосадочное планирование выполняется с выпущенными шасси и закрылками (щитками), поэтому аэродинамическое качество невелико, что усложняет технику выполнения выравнивания. Двигатель работает на малом газе.

При увеличении тяги угол планирования и вертикальная скорость уменьшаются, что облегчает уход на второй круг.

При планировании летчик рассчитывает место приземления. Для этого после четвертого разворота он устанавливает заданную скорость планирования и наклон траектории планирования. При снижении самолет выводится в точку начала выравнивания, находящуюся на высоте примерно 6 - 10 м.

Для уменьшения скорости по траектории и вертикальной скорости снижения на этом этапе применяются закрылки, щитки или другие виды механизации крыла, которые увеличивают коэффициент подъемной силы и уменьшают скорость планирования.

Выравнивание представляет собой процесс перехода от прямолинейного равномерного снижения к траектории горизонтального полета в конце выравнивания.

Летчик, отклоняя ручку управления на себя, увеличивает угол атаки самолета, создавая дополнительную подъемную силу DУ, которая искривляет траекторию (Рисунок10.3).

Рисунок 10.3 Силы, действующие на выравнивании
Увеличение угла атаки сопровождается увеличением силы лобового сопротивления, вследствие чего происходит уменьшение поступательной скорости.

Выравнивание рассчитывается так, чтобы самолет по окончании выравнивания оказался на высоте не более 0,5 м над землей.

Выдерживание производится для уменьшения скорости до посадочной и представляет собой торможение самолета в горизонтальном полете.

Под действием лобового сопротивления скорость все время уменьшается. Для поддержания заданной высоты над поверхностью аэродрома по мере падения скорости летчик взятием ручки на себя увеличивает угол атаки (т. е. Су), что позволяет сохранить подъемную силу, а следовательно, и прямолинейность траектории.

В момент, когда угол атаки окажется равным посадочному (_пос), дальнейшее его увеличение прекращается. Скорость полета, соответствующая этому моменту, называется посадочной.

Посадочный угол атаки обычно не превышает 9–11 о . На этом угле атаки летчик заканчивает выдерживание, подъемная сила становится меньше веса и самолет парашютирует на землю. В процессе парашютирования скорость практически не успевает измениться. Участок приземления очень мал и при расчете во внимание не принимается.

Пробег самолета – это замедленное движение самолета после приземления до полной остановки. Представляет собой заключительную стадию посадки.

Современные самолеты с носовым колесом шасси приземляются сначала на основные колеса, после чего летчик плавно опускает носовое колесо и начинает торможение основных колес.

У самолетов с хвостовым колесом посадка совершается на все три точки.

Для уменьшения длины пробега используются воздушные и колесные тормоза, тормозные парашюты (если они имеются на самолете). На некоторых самолетах устанавливаются специальные устройства для создания отрицательной тяги двигателей – реверса тяги. На винтовых самолетах для этого используются реверсивные винты. На палубах авианосцев применяют задерживающие сети, тросы с амортизаторами и другие средства.
Посадочные характеристики самолета
К ним относятся:

-посадочная скорость V_пос;

-длина пробега L_пр;

-посадочная дистанция L_пос.

Посадочной скоростью называется скорость в момент приземления. Она определяется по формуле:

где C_y_пос – коеффициент подъемной силы на угле атаки α_пос в момент касания земли,с учетом работы механизации крыла. _.

Из формулы видно, что посадочная скорость зависит также от удельной нагрузки на крыло и плотности воздуха ρ.

где 0,94 - коэффициент, учитывающий близость земли.

Из формулы следует, что зависимость посадочной скорости от веса самолета, атмосферных условий и коэффициента подъемной силы такая же, как и для скорости отрыва для взлета.

У всех самолетов посадочная скорость меньше скорости отрыва. Это объясняется тем, что посадочный вес самолета меньше веса взлетного.

Задача. Как изменится посадочная скорость самолёта, если при отклонении закрылков коэффициент Су увеличивается от 0,7 до 2,8?

Длиной пробега L_пр называется расстояние, проходимое самолетом по земле от момента приземления до полной остановки.

На пробеге, кроме аэродинамических сил У и Х, на самолет действует сила трения колес о землю F=F₁+F₂ (Рисунок10.4).

По мере уменьшения скорости подъемная сила и сила лобового сопротивления уменьшаются, а силы реакции земли N₁ иN₂ увеличиваются.

Рисунок10.4 Силы, действующие на пробеге
Силами, замедляющими движение на пробеге, являются сила трения колес о землю F и сила лобового сопротивления Х.

Длина пробега определяется по формуле:

Здесь: V_пос- посадочная скорость;

i_СР= -g - среднее ускорение торможения, зависящее от состояния ВПП и использования тормозов.

Из формулы видно, что для уменьшения длины пробега необходимо уменьшать посадочную скорость (V_пос) или увеличивать тормозящие силы Х и F за счет применения тормозных устройств на колесах шасси или реверса тяги.

Посадочной дистанциейназывается расстояние по горизонтали, проходимое самолетом от начала снижения с границы аэродрома до полной остановки после пробега( см. Рисунок10.1).

Посадочная дистанция включает в себя воздушный участок и движение по земле:

Величина посадочной дистанции определяет границы безопасной посадки самолета.

Выводы: -Взлетно-посадочные характеристики самолета являются очень важными для эксплуатации самолета, так как от них зависят размеры взлетно- посадочных полос аэродрома и подходов к ним, а значит безопасность взлета и посадки.

-Взлет и посадка являются наиболее ответственными режимами полета. Все элементы этих режимов считаются сложными по технике пилотирования и требуют от пилота грамотных действий и точного расчета. Самолет, как летательный аппарат, должен быть хорошо подготовлен к полету и находиться в технически исправном состоянии.

Влияние эксплуатационных факторов
Эксплуатационными факторами, влияющими на взлетно-посадочные характеристики, являются: посадочный вес, использование механизации крыла, скорость и направление ветра, состояние атмосферы, применение средств торможения, состояние и уклон ВПП.

Аэродинамические характеристики самолета — это зависимости аэродинамических коэффициентов подъемной силы с,,а, силы лобового сопротивления сха и боковой силы сга от ориентации самолета в потоке (углов аир), параметров подобия обтекания (чисел М, Re и т. п.); отклонения органов управления, конфигурации самолета. Если заданы аэродинамические коэффициенты в связанной или полусвязанной системе, производится их пересчет к скоростным осям координат с использованием направляющих косинусов (см. табл. I приложения). При известных сха, с!/а и сга

• Рис. 2.1. Типичная зависимость суа (а) для дозвукового самолета [14]

аэродинамические силы, действующие на самолет, определяются выражением (1.28):

X а == Cxaf]S, У а = CyaCjS,

Аэродинамические характеристики самолета определяются его схемой и геометрическими параметрами — формой крыла (стреловидностью, толщиной, удлинением) и фюзеляжа. Зависят они и от режима работы двигателя, так как изменение режима его работы влияет на расход воздуха через воздухозаборник и характер обтекания хвостовой части фюзеляжа. Влияют на аэродинамические характеристики и упругие деформации самолета в полете.

В силу симметрии крен самолета на величину коэффициентов аэродинамических сил не влияет. С достаточной для практики точностью можно при анализе опорного движения также не учитывать влияния иа величину аэродинамических сил вращения самолета вокруг центра масс, хотя при этом местные скорости элементов поверхности самолёта относительно пбтока отличаются от скорости центра масс самолета. Не учитывают обычно и нестацнонарность обтекания самолета (влияние производных углов а, р И у по времени) пб крайней мере при тех значеннях угловых скоростей самолета и производных а, р и у, появления которых можно ожидать на расчетных траекториях.

Прй изменении угла атаки а изменяется подъемная сила Ya и ее коэффициент су0. При небольших (до 10 … 15?) углах а зависимость Суа (а) на умеренных числах М при неизменных условиях и конфигурации самолета для большинства самолетов практически линейна и может быть представлена в виде[7]

. суа («) = Суа (а — Oj). (2.9)

ния ас и суас. Они называются допустимыми — адоп и суа доп. Значения ас, суас, адоп и суа доп определяют при летных испытаниях. При предварительных расчетах принимают обычно адоп (2,10)

При полете со скольжением р индуктивное сопротивление зависит также от угла скольжения.

профиле И фк,, *=.0, с.

При увеличении числа М и числа Re коэффициент трения уменьшается. Сопротивление давления для крыла на докритических числах М зависит главным образом от толщины профиля, несколько возрастая при ее увеличении. При числе М, большем Мцр, появляется волновое сопротивление сха в, что приводит к резкому росту сха0 (рис. 2.4). Рост сха0 происходит до числа М от 1,1 до 1,4, после чего сХао начинает уменьшаться. Это связано с уменьшением коэффициента волнового сопротивления, который на больших сверхзвуковых скоростях изменяется примерно обратно пропорционально М* — 1.

Для дозвуковых скоростей он обратно пропорционален эффективному удлинению крыла

Для крыла стреловидной формы в плане „ Я

где Я — геометрическое удлинение крыла; % — угол его стреловидности.

При скоростях полета, соответствующих сверхзвуковому обтеканию крыла:

На рис. 2.6 представлен примерный характер зависимости коэффициента А от числа М полета.

Важной аэродинамической характеристикой самолета является его аэродинамическое качество К

Из уравнения поляры (2.12) можно получить выражение для максимального аэродинамического качества. Для этого нужно уравнение (2.12) разделить на ст, затем взять производную по суа и приравнять ее’ нулю. Получим наивыгоднейшее значение коэффициента подъемной силы, соответствующее максимальному аэродинамическому качеству:

Значению ст соответствует наивыгоднейший угол атаки а, ш.

На рис. (2.7) приведен характер зависимости 7(гаах самолета от числа М. гПри малых числах М Ктах « const. В диапазоне чисел М от Мкр до М = 1,2 … 1,4 Ктах интенсивно уменьшается из-за увеличения Схао И А. При больших числах М величина Ктах мало меняется, так как произведение сха0А остается почти постоянным.

При построении поляры самолета и определении аэродинамического качества следует учитывать, что на величину аэродинамических сил, действующих на самолет при данных М и Re помимо угла атаки влияет угол отклонения рулей высоты или поворотного оперения, а также элеронов. Отклонение руля направления также влияет на величину коэффициента лобового сопротивления схп. При исследовании реального движения самолета эти зависимости необходимо учитывать. Однако при решении задач, связанных с определением летных данных самолета, когда расчет ведут для типовых маневров или режимов полета и опорного движения, аэродинамические характеристики определяют обычно не для действительных текущих отклонений органов управления, а для их средних, характерных значений. В качестве таких средних отклонений чаще всего используют балансировочные отклонения рулей, т. е. такие отклонения, при которых для данной ориентации самолета в потоке (а, Р) суммарный момент сбалансирован и равен нулю. Заметим, что если типовой маневр происходит в неизменной вертикальной плоскости, а самолет симметричен, то в опорном движении балансировочные отклонения руля направления и элеронов равны нулю, и необходимо учитывать только отклонение руля высоты или поворотного оперения б„ или фст.

При расчете аэродинамических коэффициентов сХа и суа или их экспериментальном определении угол отклонения руля высоты или поворотного оперения обычно варьируют, производя построение поляры Сха (с!1п, б„) При б„ — б„і для нескольких значений б„г

(рис. 2.8). Если теперь определить каким-либо способом балансировочные значения бв. бал, соответствующие при проведении заданного типового маневра тому или иному углу атаки, и отметить их на кривых сха (сиа, бв) (см. рис. 2.8), можно получить так называемую балансировочную поляру, т. е. зависимость сха (суа)вал, вдоль которой каждому а соответствует балансировочное значение

®в. бал (ИЛИ фст. бал)-

Заметим, что для самолета нормальной схемы большим углам атаки соответствует, как правило, отклонение 6В. бал> создающее отрицательную подъемную силу на оперении, так что суатах и ст доп для балансировочной поляры v этом случае меньше,^чем для поляры, построенной при б„ = — 0.

Балансировочное отклонение руля зависит от ряда факторов — центровки самолета, числа М полета, конфигурации. Методы опре-

деления балансировочных отклонений органов управления будут более подробно изложены в гл. 11.

На взлете и посадке на аэродинамические характеристики самолета помимо отклонения органов управления влияют также выпуск шасси, отклонение органов механизации крыла, изменение угла установки стабилизатора и т. п. На этих режимах говорят об изменении конфигурации самолета или его геометрического состояния. Различают полетную конфигурацию (шасси убраны, механизация в полетном положении и т. п.), первую взлетную (шасси выпущено, механизация во взлетном положении), предпосадочную (механизация в положении, соответствующем заходу на посадку, шасси выпущено) и посадочную (механизация в посадочном положении, шасси выпущено).

Отклонение механизации (щитков, закрылков, предкрылков) используется для увеличения максимальных и допустимых значений Суа шах И Суа доп> а при посадке — для дополнительного увеличения сопротивления самолета (интерцепторы и т. п.).

Выпуск щитков, закрылков, предкрылков сравнительно слабо влияет на с“а крыла, но дает прирост коэффициента подъемной силы Дсуа мех, зависящий от вида механизации и степени ее отклонения (рис. 2.9) Механизация крыла может дать Асуа мех Для прямого крыла до 0,8 … 1,6 в посадочном и 0,5 … 0,7 во взлетном положении. Для крыла большой стреловидности и малого удлинения возможности увеличения Асуа мех меньше — до 0,6 … 0,8 на посадке. Отклонение механизации и выпуск шасси увеличивают сха0 самолета на 0,06 … 0,08 при сравнительно малом влиянии на коэффициент отвала поляры А. Прирост суа на &суа мех эквивалентен изменению ав в формуле (2.9) на Аа0 Мех 0 (2.9), так что выпуск механизации обеспечивает получение суа = Асуа мех на а = аоисх. Выпуск щитков, закрылков и т. п. практически не меняет значений акр и адоп, так что для этих типов механизации с“д*оп = сУаХдоп + Асуа мех. Предкрылки, отклоняемые обычно только на посадке, увеличивают акр и адоп (а значит и суа шах и суа доп) на 3 … 6° [14].

На современных самолетах механизация крыла используется на взлете и посадке. Не исключено и использование механизации в полете для увеличения маневренных возможностей истребителей
[14]. В этом случае выпуск и уборка маневренной механизации (управление профилем крыла в полете) должны осуществляться автоматически, так как внимание летчика при маневре занято.

Прежде чем рассматривать, что же такое подъемная сила крыла самолета и как ее рассчитать, мы представим, что авиалайнер – это материальная точка, которая осуществляет движение по определенной траектории. Для смены этого направления либо силы движения необходимо ускорение. Оно бывает двух видов: нормальное и тангенциальное. Первое стремится поменять направление движения, а второе оказывает влияние на скорость движения точки. Если говорить о самолете, то его ускорение создается за счет подъемной силы крана. Рассмотрим конкретнее это понятие.

Подъемная сила входит в состав аэродинамической силы. Она резко возрастает, когда меняется угол атаки. Таким образом, маневренность воздушного судна заложена непосредственно в подъемной силе.

Подъемная сила крыла самолета: формула

Расчет подъемной силы крыла самолета выполняется при помощи специальной формулы: Y= 0.5 ∙ Cy ∙ p ∙ V ∙ 2∙ S.

Cy – это коэффициент подъемной силы крыла самолета.
S – площадь крыла.
Р – плотность воздуха.
V – скорость потока.

Аэродинамика крыла самолета, которая оказывает влияние на него при полете, вычисляется таким выражением:

C – это коэффициент формы;
S – площадь;
q – скоростной напор.

Следует отметить, что кроме крыла, подъемная сила создается при помощи других составляющих, а именно хвостового горизонтального оперения.

Те, кто интересуются авиацией, в частности ее историей, знают, что впервые самолет взлетел в 1903 году. Многих интересует вопрос: почему это случилось так поздно? По каким причинам это не случилось раньше? Все дело в том, что ученые на протяжении долгого времени недоумевали, каким образом высчитать подъемную силу и определить размер и форму крыла воздушного судна.

Если брать закон Ньютона, то подъемная сила пропорциональна углу атаки во второй степени. Из-за этого многие ученые считали, что невозможно изобрести крыло самолета малого размаха, но при этом с хорошими характеристиками. Лишь в конце IXX века братья Райт решили создать конструкцию небольшого размаха с нормальной силой подъема.

Что влияет на поднятие самолета в воздух?

Очень многие люди боятся летать на самолетах, потому что не знают, как он летает, от чего зависит его скорость, на какую высоту он поднимается и многое другое. Изучив это, некоторые меняют свое мнение. Каким же образом самолет поднимается вверх? Давайте разбираться.

Скорость лайнера при взлете

Когда лайнер набирает скорость, он непосредственно поднимается вверх. Скорость отрыва бывает разной, она зависит от габаритов самолета. Еще немаловажное влияние оказывает конфигурация его крыльев. Например, знаменитый ТУ-154 летает со скоростью 215 км/ч, а Boeing 747—270 км/ч. Чуть меньше скорость полета у Airbus A 380—267 км/ч.

Если брать средние данные, то сегодняшние лайнеры осуществляют полет со скоростью 230-240 км/ч. Однако скорость может меняться из-за ускорения ветра, массы лайнера, погоды, взлетной полосы и других факторов.

Скорость при посадке

Следует отметить, что посадочная скорость тоже непостоянна, как и взлетная. Она может меняться в зависимости от того, какая модель авиалайнера, какая площадь его, направление ветра и т. п. Но если брать средние данные, то самолет приземляется со средней скоростью 220—240 км/ч. Примечательно, что скорость в воздухе вычисляется относительно воздуха, а не земли.

Высота полета самолета

Многих интересует вопрос: какая высота полета авиалайнеров? Надо сказать, что и в этом случае конкретных данных нет. Высота может быть разной. Если же брать средние показатели, то пассажирские лайнеры летают на высоте 5—10 тыс. метров. Крупные пассажирские самолеты летают с большей высотой — 9—13 тыс. метров. Если самолет набирает высоту выше 12 тыс. метров, то он начинает проваливаться. Из-за того, что воздух разреженный, отсутствует нормальная сила подъема и имеется недостаток кислорода. Именно поэтому не стоит взлетать так высоко, поскольку есть угроза авиакатастрофы. Зачастую самолеты выше 9 тыс. метров не поднимаются. Примечательно, что и чересчур низкая высота негативно сказывается на полете. Например, ниже 5 тыс. метров нельзя летать, так как есть угроза недостатка кислорода, в результате чего снижается мощность двигателей.

Что может стать причиной отмены полета самолета?

Принято считать, что отмена того или иного рейса происходит только из-за неблагоприятной погоды либо неполадок в самом летательном устройстве. Это вовсе не так, отмена рейса может произойти по таким причинам:

низкая видимость, когда нет никакой гарантии, что пилот сможет посадить самолет в нужном месте. В таком случае лайнер может просто не увидеть взлетно-посадочную полосу, из-за чего может возникнуть авария;
техническое состояние аэропорта. Бывает, что какие-то оборудования в аэропорту перестали работать или случились неполадки в работе той или иной системы, из-за чего рейс может быть перенесен на другое время;
состояние самого пилота. Неоднократно случалось такое, что пилот не мог управлять рейсом в нужный момент и появлялась надобность в замене. Ни для кого не секрет, что в лайнере всегда два пилота. Именно поэтому необходимо определенное время, чтобы найти второго пилота. Таким образом, рейс может немного задержаться.

Лишь при полной подготовке и при благоприятных метеорологических условиях можно отправлять воздушное судно в полет. Решение об отправке принимает командир самолета. Он несет полную ответственность за то, чтобы самолет благополучно осуществил авиарейс.

Читайте также: